CN103644780B - 一种尾翼快速拆卸结构 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种尾翼快速拆卸结构，特别是一种带后缘舵面的尾翼快速拆卸结构。它包括固定安定面、后缘舵面、舵面转轴、操纵机构转轴、后缘舵面转轴安装支架、后缘舵安装支架、轴承Ⅰ、轴承Ⅱ、垫圈Ⅰ、垫圈Ⅱ、弹性垫圈、销子，所述操纵机构转轴通过轴承组固定在舱体内部，其U型接口伸到舱体外部；舵面转轴与后缘舵面螺接构成后缘舵组件；舵面转轴通过轴承Ⅰ、垫圈Ⅰ以及弹性垫圈固定在后缘舵面转轴安装支架上；后缘舵面一端通过销子、垫圈Ⅱ以及轴承Ⅱ固定在后缘舵安装支架上；本发明的该尾翼快速拆卸结构具备模块化设计特征，导弹贮运时可快速拆卸，在战时导弹出箱可快速装配，达到导弹贮运方便以及尾翼可快速拆卸的要求。

Description

一种尾翼快速拆卸结构
技术领域
本发明涉及一种尾翼快速拆卸结构，特别是一种带后缘舵面的尾翼快速拆卸结构。
背景技术
 某型导弹根据总体气动要求，该弹尾翼采用固定安定面带后缘旋转舵的结构形式，其与弹体连接特点：固定安定面直接固定在弹体上，保证导弹纵向或横侧运动时的安全性；后缘旋转舵面不仅与固定安定面连接，且与操纵机构转轴连接，当导弹飞行时，通过舵机旋转操纵机构转轴，偏转后缘舵面，操纵导弹纵向或横侧运动。该种结构传统设计方法是：固定安定面设计连接榫头，与弹体安装槽螺接；操纵机构通过轴承组固定在弹体内部，其与后缘旋转舵面连接的转轴伸出弹体外部；后缘方向舵一端与固定安定面通过轴承连接，另一端与操作机构转轴螺接。某型导弹尾翼翼梢距弹身理论外形面较远，若不拆卸尾翼，其包装箱须得设计尾翼放置空间以及尾翼贮运过程的保护措施；若为方便导弹贮运，传动设计方法的尾翼拆卸繁琐，且拆卸后，后缘旋转舵面只剩一端与固定安定面连接，容易造成后缘舵与固定安定面分离。
发明内容
为了克服上述缺陷，满足导弹尾翼快速拆卸要求，本发明目的在于设计了一种尾翼快速拆卸结构，转轴之间采用U型接口连接的尾翼快速拆卸结构，方便导弹装箱时尾翼拆卸及实现战时出箱尾翼快速装配。
为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：一种尾翼快速拆卸结构，它包括固定安定面、后缘舵面、舵面转轴、操纵机构转轴、后缘舵面转轴安装支架、后缘舵安装支架、轴承Ⅰ、轴承Ⅱ、垫圈Ⅰ、垫圈Ⅱ、弹性垫圈、销子，
所述操纵机构转轴通过轴承组固定在舱体内部，其U型接口伸到舱体外部；
舵面转轴与后缘舵面螺接构成后缘舵组件；舵面转轴通过轴承Ⅰ、垫圈Ⅰ以及弹性垫圈固定在后缘舵面转轴安装支架上；
后缘舵面一端通过销子、垫圈Ⅱ以及轴承Ⅱ固定在后缘舵安装支架上；
所述后缘舵面转轴安装支架与后缘舵安装支架螺接固定在固定安定面上；限制后缘舵组件沿舵面转轴轴向运动，形成尾翼模块。
舵面转轴的矩形凸台插入操纵机构转轴的U型槽内，安定面榫头与舱体安装槽螺接。
尾翼模块装配后，在与弹体连接时，只需将舵面转轴的连接凸台插入操纵机构转轴的U型槽内并将安定面榫头通过螺接固定在舱体安装槽内，即可完成尾翼与弹体连接；在导弹装箱时只需拆卸安定面榫头与舱体安装槽的连接件，即可卸下尾翼，尾翼的后缘舵面固定在固定安定面上，在贮运过程不会产生两者分离现象。
本发明的有益效果：
本发明的该尾翼快速拆卸结构具备模块化设计特征，导弹贮运时可快速拆卸，在战时导弹出箱可快速装配，达到导弹贮运方便以及尾翼可快速拆卸的要求。
附图说明
图1为本发明的结构示意图；
图2为图1中Ⅰ区的放大结构示意图；
图3为图1中Ⅱ区的放大结构示意图；
图4为本发明的分解结构示意图（爆炸图）。
具体实施方式
下面结合附图1、2、3、4对本发明进行详细说明：
一种尾翼快速拆卸结构，它包括固定安定面1、后缘舵面8、舵面转轴7、操纵机构转轴6、后缘舵面转轴安装支架2、后缘舵安装支架11、轴承Ⅰ3、轴承Ⅱ10、垫圈Ⅰ4、垫圈Ⅱ9、弹性垫圈5、销子12，
所述操纵机构转轴6通过轴承组固定在舱体内部，其U型接口伸到舱体外部；
舵面转轴7与后缘舵面8螺接构成后缘舵组件；舵面转轴7通过轴承Ⅰ3、垫圈Ⅰ4以及弹性垫圈5固定在后缘舵面转轴安装支架2上；
后缘舵面8一端通过销子12、垫圈Ⅱ9以及轴承Ⅱ10固定在后缘舵安装支架11上；
所述后缘舵面转轴安装支架2与后缘舵安装支架11螺接固定在固定安定面1上；
舵面转轴7的矩形凸台插入操纵机构转轴6的U型槽内，安定面榫头1-1与舱体安装槽螺接。
尾翼模块装配后，在与弹体连接时，只需将舵面转轴的连接凸台插入操纵机构转轴的U型槽内并将安定面榫头通过螺接固定在舱体安装槽内，即可完成尾翼与弹体连接；在导弹装箱时只需拆卸安定面榫头与舱体安装槽的连接件，即可卸下尾翼，尾翼的后缘舵面固定在固定安定面上，在贮运过程不会产生两者分离现象。

Claims (1)

1.一种尾翼快速拆卸结构，它包括固定安定面（1）、后缘舵面（8）、舵面转轴（7）、操纵机构转轴（6）、后缘舵面转轴安装支架（2）、后缘舵安装支架（11）、轴承Ⅰ（3）、轴承Ⅱ （10）、垫圈Ⅰ（4）、垫圈Ⅱ（9）、弹性垫圈（5）、销子（12），其特征在于：
所述操纵机构转轴（6）通过轴承组固定在舱体内部，其 U 型接口伸到舱体外部 ；
舵面转轴（7）与后缘舵面（8）螺接构成后缘舵组件 ；舵面转轴（7）通过轴承Ⅰ（3）、垫圈Ⅰ（4）以及弹性垫圈（5）固定在后缘舵面转轴安装支架（2）上；
后缘舵面（8）一端通过销子（12）、垫圈Ⅱ（9）以及轴承Ⅱ（10）固定在后缘舵安装支架（11）上 ；
所述后缘舵面转轴安装支架（2）与后缘舵安装支架（11）螺接固定在固定安定面（1）上；
舵面转轴（7）的矩形凸台插入操纵机构转轴（6）的U 型接口内，安定面榫头（1-1）与舱体安装槽螺接。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105947180B (zh) * 2016-06-16 2018-05-04 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种翼面与后缘舵一体化结构
CN106839896A (zh) * 2016-12-02 2017-06-13 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种机翼与舱体的易拆装连接结构
CN107161326A (zh) * 2017-06-06 2017-09-15 上海航天控制技术研究所 一种高精度易装拆的舵面连接结构
CN109341441B (zh) * 2018-11-23 2021-05-18 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种弹翼盘式连接快速拆装结构
CN109668486B (zh) * 2018-12-25 2024-04-19 河南北方红阳机电有限公司 一种榴弹底排船尾旋紧装置及使用方法
CN114593644B (zh) * 2022-01-25 2023-06-06 北京宇航系统工程研究所 一种用于限制平面舵偏转与抖振的抑制锁定机构

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4995573A (en) * 1988-12-24 1991-02-26 Rheinmetall Gmbh Projectile equipped with guide fins
US5549260A (en) * 1995-01-27 1996-08-27 Dynamic Engineering, Inc. Active control device for aircraft tail buffet alleviation
US6978970B2 (en) * 2004-04-28 2005-12-27 Purcell Jr Thomas H Aircraft with foldable tail assembly
CN101602402A (zh) * 2008-06-11 2009-12-16 中国科学院光电研究院 尾桨式飞艇尾翼
CN202244073U (zh) * 2011-06-07 2012-05-30 北方电科集团有限公司 飞艇扭矩补偿尾翼

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4995573A (en) * 1988-12-24 1991-02-26 Rheinmetall Gmbh Projectile equipped with guide fins
US5549260A (en) * 1995-01-27 1996-08-27 Dynamic Engineering, Inc. Active control device for aircraft tail buffet alleviation
US6978970B2 (en) * 2004-04-28 2005-12-27 Purcell Jr Thomas H Aircraft with foldable tail assembly
CN101602402A (zh) * 2008-06-11 2009-12-16 中国科学院光电研究院 尾桨式飞艇尾翼
CN202244073U (zh) * 2011-06-07 2012-05-30 北方电科集团有限公司 飞艇扭矩补偿尾翼

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